燃气流量可控的固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性

燃气流量可控的燃气发生器与燃气流量恒定的燃气发生器工作特性具有较大差异,燃气流量可控的燃气发生器是一个非最小相位系统。推导建立了燃气流量可控的燃气发生器的小扰动线性化动态模型,并基于此模型分析了燃气发生器负调特性的影响因素及燃气发生器系统的频率特性,得到了燃气发生器系统增益及时间常数随燃气发生器自由容积及燃气调节阀阀门面积的变化关系。研究表明,燃气发生器具有变参数特性。     

滑盘式流量调节燃气发生器动态特性分析

分析了滑盘阀流量调节燃气发生器的工作原理,建立了滑盘式流量调节燃气发生器工作过程的动态模型,得出了燃气发生器的流量传递函数,并分析了系统增益、时间常数的影响因素,并通过实例仿真验证了理论推导结果.结果表明,调节系统为一个非最小相位系统,具有负调特性,为调节系统的进一步设计提供了参考.     

补燃发动机完全自身起动过程富氧燃气温度控制

为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计算结果,分析了起动过程中发生器富氧燃气温度的变化过程,进一步分析了产生3个温度极大值的原因。通过仿真研究,分析了不同起动参数对富氧燃气温度峰值的影响。结果表明:提高发生器氧化剂流量和减缓发生器燃料流量增速可以降低富氧燃气温度峰值,具体措施有提高氧化剂贮箱压力、减小供应管路长度、提高副路转级阀的作动压力和减小其转级速率。     

固体火箭冲压发动机燃气流量调节的负调现象

研究了可变流量固体火箭冲压发动机所存在的燃气流量负调现象,分析了负调现象产生的机理是由于燃气发生器压强的变化过程滞后于喷嘴面积的变化过程。基于燃气发生器动态工作模型,以某型固体火箭冲压发动机为例,通过仿真分析研究了燃气发生器空腔容积和燃气阀门调节速度对负调过程的影响:当燃气发生器空腔长度为0.1 m、阀门调节时间分别为0 s和2 s时,对应的燃气负调量为82.6%和1.7%、响应时间为0.21 s和1.76 s;当燃气发生器空腔长度为0.8m、阀门调节时间分别为0 s和2 s时,对应的燃气负调量为82.6%和11.4%、响应时间为1.69 s和2.85 s。基于上述分析结果,还提出了减小固体火箭冲压发动机燃气流量负调程度的措施。     

液氧/煤油发动机涡轮吹风用燃气发生器研制

简要介绍了用于液氧/煤油发动机涡轮吹风试验系统的燃气发生器的研制,通过对该燃气发生器的工作原理、参数等的分析、计算,确定了该燃气发生器的结构,进行了喷嘴流量、雾化试验和发生器的热调试,满足了试验系统的最大流量要求,为液氧/煤油发动机涡轮泵的研制提供了保障,表明该燃气发生器的研制是成功的.     

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态建模及模型降阶

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机促进了其燃气流量控制系统的研究.模型研究是控制系统设计的基础.基于集中参数的思想建立了燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态模型,分析了固体火箭冲压发动机动态模型参数的物理意义及其工作过程中的变参数特性, 固体火箭冲压发动机动态响应时间由冷区容积时间常数、热区容积时间常数、激波传播时间常数和激波容积时间常数等组成, 工作条件的较大变化使得固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较强的变参数特性.最后对固体火箭冲压发动机动态模型进行模型降阶,由频率分析的结果可知,模型降阶是合理的.     

一种先进燃气发生器的设计研究

最近美国马歇尔空间飞行中心研究了一种先进的燃气发生器,该燃气发生器既能在起动初期可靠点火,又能提供相当均匀的出口燃气温度。研究了各种尺寸和形状以及不同布局的混合增强装置,认为这些装置能使燃气发生器的出口燃气温度分布均匀但也使燃气发生器的内部压降发生变化。具体地说,就是通过安放适当尺寸和布局的紊流环和隔板,从而获得相当均匀的出口燃气温度分布,且在燃气发生器出口极限设订温度在2273K之内获得最高燃气温度。但是结构研究表明,在满足给定的极限设计温度的情况下,燃气通过燃气发生器的压降很大,约为7.929MPa。为解决这一问题,若把极限设计温度增加到2336K,那么燃气发生器的压降会降为2.413MPa。因此,建议设计者仔细推敲一下涡轮入口处燃气温度的最大允许值。     

燃气发生器喷注器内氧腔三维流动分析

采用计算流体力学方法数值模拟了某型液体火箭发动机燃气发生器氧腔内部流动,详细分析了氧腔内部的三维流动特性。从压力分布等方面分析了造成喷嘴流量分布不均匀的原因,并据此对发生器结构进行了改进,结果表明喷嘴流量分配均匀性得到了明显改善。     

燃气发生器应用综述

燃气发生器是适用于航空航天、舰船、石油及汽车工业等领域的燃气生成装置,具有应用范围广、种类多等特点,受到了各行各业的关注。通过对国内外的大量文献进行分类总结,分析了燃气发生器的应用研究领域。根据其工作原理进行了分类,系统阐述了各类燃气发生器的工作特点及研究进展,对各类燃气发生器在应用过程中存在的技术难点和发展前景进行了简要分析。认为研制高效、稳定、可靠的燃气发生器是各行各业发展的重点,相关研究结果可为燃气发生器的选型及研制提供参考。     

发动机起动燃气返腔仿真与影响分析

针对某液体火箭发动机在试车起动时出现的燃气发生器头部温度过高现象,建立了发动机起动时发生器及燃气系统内部流动的三维模型,通过Fluent流场计算对起动燃气路内流场进行了模拟和分析。从启动器起动0.65s定常流场计算结果与0～0.65s的瞬变流场计算结果中可以看出,火药启动器燃烧后的起动燃气沿倾斜的燃气入口进入燃气路,经内壁反射后冲入燃气发生器,燃气进入发生器头腔,造成了发生器头部温度过高。调节氧头腔氦吹除流量,进行起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果表明,适当增大吹除流量是控制起动时发生器头部温度的一个行之有效的手段。再将燃气多通的燃气入口倾角改进为80°倾角和90°倾角,分别建立模型并进行了起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果与原模型进行比较时发现,燃气入口倾角增大可以在一定程度上改变起动燃气路径,减少燃气返腔造成的头腔温度峰值过高的影响。     

气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真

借鉴气体减压器动态仿真的有限体积模型发展了一种可仿真气动薄膜调节阀动态流场的有限体积模型,并结合简单的比例-积分-微分(PID)控制算法,发展了一种可仿真气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真模型。采用此模型,运用模块化建模与仿真方法对气动薄膜调节阀控制液体火箭发动机贮箱压强的简化系统进行了动态工作过程仿真,比较了不同PID参数和初始参数设置情况下的控制品质。数学模型和建模方法显示出较好的有效性和通用性。     

落压式供应发生器试验系统动态仿真

某上面级液氧/煤油补燃发动机的发生器拟采用落压式挤压供应试验系统方案,为了验证其单独热试方案的可行性,建立发生器热试系统的动态数学模型,并进行数值仿真计算,确认了试验系统方案的可行性,同时提出了分级起动方式并确定了起动工况。试验取得了成功,试验结果与仿真吻合,验证了仿真计算的正确性。     

燃气调压阀内流场三维数值模拟

采用有限体积法对燃气阀内流场进行三维冷气模拟和燃气模拟,并用冷气试验验证,表述了所研究阀门内流场的特点,得到入口压力与阀芯受力之间的线性关系;比较了3个不同弹性系数的弹性元件的入口压力与阀门质量流量,得到入口压力与阀门质量流量之间的二次曲线关系,小的弹性系数和低燃气温度使调压阀调压能力增强;分析了燃气模拟的结果,并与冷气模拟的结果进行了对比,提出对阀芯和阀座进行重点热防护的建议。     

电磁阀动态响应特性仿真研究

建立了电磁阀动态过程数学模型,包括电动气阀数学模型和气动液阀数学模型,运用Matlab/Simulink将两个模型联系起来求解,实现了诸如电流、电磁力、衔铁和活塞位移、速度以及控制腔压力、体积等参数变化的动态过程仿真,并运用此模型研究了线圈励磁电压、线圈匝数、电阻、气隙、气源压力、反力因素以及结构尺寸参数等对电磁阀响应特性的影响。     

燃气发生器氢腔均流改进设计及试验研究

为解决某型号液体火箭发动机燃气发生器热试车后氢腔内过滤网和骨架的破损问题,在不改变燃气发生器功能和性能、不影响发动机其它系统功能的前提下,设计了七种均流替代方案.采用Navies-Stokes方程数值模拟七种方案的氢腔内流动状态,计算分析了各种方案的氢喷嘴流量的均匀性,综合考虑承载能力,选定了一种有较好均流效果的均流环...     

过氧化氢分解后燃气喷注压降对发生器非正常熄火的影响

通过试验和数值仿真分析了过氧化氢催化分解后燃气通过同轴喷嘴的喷注压降对过氧化氢/低浓度酒精燃气发生器非正常熄火的影响。研究表明：燃气喷注压降或喷注速度是影响发生器正常工作的重要因素,当燃气喷注压降为1.0MPa时,喷注速度过大,火焰无法在燃烧室内稳定,造成熄火;而当燃气喷注压降为0.2MPa后,喷注速度降低,火焰稳定并维持正常燃烧。     

低温气动阀动态响应特性的非线性分析方法

为了在液体火箭发动机试验过程中缩短低温气动阀的响应时间,减少非线性求解阀门动态响应的计算量,提升试验过程中的安全性与可靠性,根据低温气动阀的工作原理,构建阀门的动态响应非线性传递模型,并在此基础上,通过引入变步长系数与定义遗忘因子,在四阶龙格-库塔法基础上,构建了一种动态递推龙格-库塔法的非线性动力学求解方法,并提出响应速度的改进方案.最后通过实例的验证与仿真,为提升低温气动阀响应速度提供了一种方法指导,为提高液体火箭发动机试验技术提供了支持.     

低温气动阀的人机环境可靠性评估方法

为了在液体火箭发动机试验过程中全面定量识别低温气动阀故障产生根源,针对低温气动阀可靠性分析过程的动态时变问题,首先通过引入人机环境系统工程理论,结合低温气动阀工作原理,从人机环境方面分析低温气动阀可靠性影响因素,建立基于人机环境系统工程的低温气动阀时变可靠性模型;并在此基础上,通过从人机环境范围定量分析低温气动阀的可靠度与失效率,对低温气动阀可靠性薄弱环节进行评估.最后通过具体的应用实例验证了该方法的有效性与准确性,为定量分析和改进低温气动阀可靠性提供了一种方法指导,为提高液体火箭发动机性能准确客观评价以及研制提供了支撑.